用于战斗机大迎角涡流控制的微吹气技术

在F－15E战斗机构型的低速风洞中，对在大迎角时控制前体涡非对称的微吹气技术的效能进行了研究。在以前用一般外形的前机身进行的试验 基础上，评估了一种吹气口装置。在很大迎角时（α＞50°），微吹气技术在产生偏航力矩和控制偏航力矩量值方面是有效的，与高压喷嘴吹气所验证的效果相当，而前者仅需1／100的质量流量。这就证明，通过控制不稳定点的涡流场可以获得这种杠杆作用。在中等迎角的情况下（α≤35°），采用该微吹气孔布局不能产生有效的偏航力矩。控制口优化有望提高微吹气技术在中等迎角范围内的效率。